KR102152415B1 - Turbine vane and turbine blade and gas turbine comprising the same - Google Patents
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Abstract
본 발명의 터빈 베인 또는 터빈 블레이드는, 리딩 에지와 트레일링 에지를 포함하는 에어포일을 형성하는 측벽; 측벽의 내부 공간을 구획하여 복수의 냉각 채널을 형성하는 격벽; 및 상기 복수의 냉각 채널의 유입부를 막고 각 냉각 채널과 연통하는 냉각홀이 형성된 미터링 플레이트를 포함하고, 상기 미터링 플레이트는, 상기 복수의 냉각 채널의 각 유입부에 형성되는 제1냉각홀과, 상기 복수의 냉각 채널 중 리딩 에지에 접하는 냉각 채널의 유입부에서 리딩 에지에 가까운 부위에 형성되는 제2냉각홀을 포함한다.
본 발명의 터빈 베인 또는 터빈 블레이드에 의하면, 리딩 에지의 하단 전연부에 냉각 유체가 충분히 유입되어 냉각 성능을 향상할 수 있다.The turbine vane or turbine blade of the present invention comprises a side wall forming an airfoil including a leading edge and a trailing edge; A partition wall defining an inner space of the sidewall to form a plurality of cooling channels; And a metering plate having a cooling hole formed at each inlet portion of the plurality of cooling channels and blocking the inlet portions of the plurality of cooling channels, wherein the metering plate comprises: a first cooling hole formed at each inlet portion of the plurality of cooling channels; And a second cooling hole formed at a portion close to the leading edge at an inlet portion of the cooling channel contacting the leading edge among the plurality of cooling channels.
According to the turbine vane or turbine blade of the present invention, cooling fluid is sufficiently introduced into the lower leading edge of the leading edge to improve cooling performance.
Description
본 발명은 터빈 베인 및 터빈 블레이드 및 이를 포함하는 가스 터빈에 관한 것이다.The present invention relates to a turbine vane and a turbine blade and a gas turbine comprising the same.
터빈이란 증기, 가스와 같은 압축성 유체의 흐름을 이용하여 충동력 또는 반동력으로 회전력을 얻는 기계장치로, 증기를 이용하는 증기터빈 및 고온의 연소 가스를 이용하는 가스 터빈 등이 있다.A turbine is a mechanical device that obtains rotational force by impulsive or reaction force by using a flow of a compressible fluid such as steam or gas, and includes a steam turbine using steam and a gas turbine using high temperature combustion gas.
이 중, 가스 터빈은 크게 압축기와 연소기와 터빈으로 구성된다. 상기 압축기는 공기를 도입하는 공기 도입구가 구비되고, 압축기 하우징 내에 복수의 압축기 베인과, 압축기 블레이드가 교대로 배치되어 있다.Among these, the gas turbine is largely composed of a compressor, a combustor and a turbine. The compressor is provided with an air inlet for introducing air, and a plurality of compressor vanes and compressor blades are alternately arranged in the compressor housing.
연소기는 상기 압축기에서 압축된 압축 공기에 대하여 연료를 공급하고 버너로 점화함으로써 고온고압의 연소 가스가 생성된다.The combustor supplies fuel to the compressed air compressed by the compressor and ignites it with a burner, thereby generating high-temperature and high-pressure combustion gas.
터빈은 터빈 하우징 내에 복수의 터빈 베인과, 터빈 블레이드가 교대로 배치되어 있다. 또한, 압축기와 연소기와 터빈 및 배기실의 중심부를 관통하도록 로터가 배치되어 있다.In the turbine, a plurality of turbine vanes and turbine blades are alternately arranged in a turbine housing. In addition, a rotor is disposed so as to pass through the center of the compressor, combustor, turbine and exhaust chamber.
상기 로터는 양단부가 베어링에 의해 회전 가능하게 지지된다. 그리고, 상기 로터에 복수의 디스크가 고정되어, 각각의 블레이드가 연결되는 동시에, 배기실측의 단부에 발전기 등의 구동축이 연결된다.Both ends of the rotor are rotatably supported by bearings. Further, a plurality of disks are fixed to the rotor so that each blade is connected, and a drive shaft such as a generator is connected to an end of the exhaust chamber side.
이러한 가스 터빈은 4행정 기관의 피스톤과 같은 왕복운동 기구가 없기 때문에 피스톤-실린더와 같은 상호 마찰부분이 없어 윤활유의 소비가 극히 적으며 왕복운동기계의 특징인 진폭이 대폭 감소되고, 고속운동이 가능한 장점이 있다.Since these gas turbines do not have a reciprocating mechanism such as a piston of a four-stroke engine, there is no mutual friction part such as a piston-cylinder, so the consumption of lubricating oil is extremely low. There is an advantage.
가스 터빈의 작동에 대해서 간략하게 설명하면, 압축기에서 압축된 공기가 연료와 혼합되어 연소됨으로써 고온의 연소 가스가 만들어지고, 이렇게 만들어진 연소 가스는 터빈측으로 분사된다. 분사된 연소 가스가 상기 터빈 베인 및 터빈 블레이드를 통과하면서 회전력을 생성하고, 이에 상기 로터가 회전하게 된다.Briefly describing the operation of the gas turbine, the compressed air in the compressor is mixed with fuel and combusted to produce a high-temperature combustion gas, and the thus produced combustion gas is injected to the turbine side. The injected combustion gas passes through the turbine vane and the turbine blade to generate a rotational force, thereby rotating the rotor.
본 발명은 터빈 베인 또는 터빈 블레이드의 리딩 에지의 하단 전연부에 냉각 유체가 충분히 유입되어 냉각 성능을 향상시키는 것을 목적으로 한다.An object of the present invention is to improve cooling performance by sufficiently flowing a cooling fluid into a lower leading edge of a turbine vane or a leading edge of a turbine blade.
본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 베인은, 리딩 에지와 트레일링 에지를 포함하는 에어포일을 형성하는 측벽; 측벽의 내부 공간을 구획하여 복수의 냉각 채널을 형성하는 격벽; 및 상기 복수의 냉각 채널의 유입부를 막고 각 냉각 채널과 연통하는 냉각홀이 형성된 미터링 플레이트를 포함하고, 상기 미터링 플레이트는, 상기 복수의 냉각 채널의 각 유입부에 형성되는 제1냉각홀과, 상기 복수의 냉각 채널 중 리딩 에지에 접하는 냉각 채널의 유입부에서 리딩 에지에 가까운 부위에 형성되는 제2냉각홀을 포함한다.A turbine vane according to an embodiment of the present invention includes a side wall forming an airfoil including a leading edge and a trailing edge; A partition wall defining an inner space of the sidewall to form a plurality of cooling channels; And a metering plate having a cooling hole formed at each inlet portion of the plurality of cooling channels and blocking the inlet portions of the plurality of cooling channels, wherein the metering plate comprises: a first cooling hole formed at each inlet portion of the plurality of cooling channels; And a second cooling hole formed at a portion close to the leading edge at an inlet portion of the cooling channel contacting the leading edge among the plurality of cooling channels.
본 발명의 일 실시예에 따른 제2냉각홀을 통해 유입되는 냉각 공기는 상기 측벽의 리딩 에지 부위를 냉각할 수 있다.Cooling air introduced through the second cooling hole according to an embodiment of the present invention may cool a leading edge portion of the sidewall.
본 발명의 일 실시예에서 상기 제1냉각홀은 직사각형 모양으로 이루어지고, 상기 제2냉각홀은 원 모양으로 이루어질 수 있다.In an embodiment of the present invention, the first cooling hole may have a rectangular shape, and the second cooling hole may have a circular shape.
본 발명의 일 실시예에서 상기 제1냉각홀은 원 또는 타원 모양으로 이루어지고, 상기 제2냉각홀은 원 또는 타원 모양으로 이루어질 수 있다.In an embodiment of the present invention, the first cooling hole may be formed in a circle or oval shape, and the second cooling hole may be formed in a circle or ellipse shape.
본 발명의 일 실시예에서 상기 제1냉각홀은 직사각형 모양으로 이루어지고, 상기 제2냉각홀은 직사각형 모양으로 이루어질 수 있다.In an embodiment of the present invention, the first cooling hole may have a rectangular shape, and the second cooling hole may have a rectangular shape.
본 발명의 일 실시예에 따른 미터링 플레이트는 상기 제2냉각홀의 리딩 에지 쪽 상면에 구비되어 리딩 에지 부위로 냉기를 전도하는 전도체를 더 포함할 수 있다.The metering plate according to an embodiment of the present invention may further include a conductor provided on an upper surface of the second cooling hole toward the leading edge to conduct cold air to the leading edge.
본 발명의 일 실시예에 따른 제2냉각홀은 리딩 에지 쪽으로 기울어지게 형성될 수 있다.The second cooling hole according to an embodiment of the present invention may be formed to be inclined toward the leading edge.
본 발명의 일 실시예에 따른 미터링 플레이트는 상기 제2냉각홀의 트레일링 에지 쪽 상면에 구비되어 리딩 에지 부위로 냉각 유체를 안내하는 가이드부를 더 포함할 수 있다.The metering plate according to an embodiment of the present invention may further include a guide portion provided on an upper surface of the second cooling hole toward the trailing edge to guide the cooling fluid to the leading edge portion.
본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드는, 리딩 에지와 트레일링 에지를 포함하는 에어포일을 형성하는 측벽; 측벽의 내부 공간을 구획하여 복수의 냉각 채널을 형성하는 격벽; 및 상기 복수의 냉각 채널의 유입부를 막고 각 냉각 채널과 연통하는 냉각홀이 형성된 미터링 플레이트를 포함하고, 상기 미터링 플레이트는, 상기 복수의 냉각 채널의 각 유입부에 형성되는 제1냉각홀과, 상기 복수의 냉각 채널 중 리딩 에지에 접하는 냉각 채널의 유입부에서 리딩 에지에 가까운 부위에 형성되는 제2냉각홀을 포함한다.A turbine blade according to an embodiment of the present invention includes a sidewall forming an airfoil including a leading edge and a trailing edge; A partition wall defining an inner space of the sidewall to form a plurality of cooling channels; And a metering plate having a cooling hole formed at each inlet portion of the plurality of cooling channels and blocking the inlet portions of the plurality of cooling channels, wherein the metering plate comprises: a first cooling hole formed at each inlet portion of the plurality of cooling channels; And a second cooling hole formed at a portion close to the leading edge at an inlet portion of the cooling channel contacting the leading edge among the plurality of cooling channels.
본 발명의 일 실시예에 따른 제2냉각홀을 통해 유입되는 냉각 공기는 상기 측벽의 리딩 에지 부위를 냉각할 수 있다.Cooling air introduced through the second cooling hole according to an embodiment of the present invention may cool a leading edge portion of the sidewall.
본 발명의 일 실시예에서 상기 제1냉각홀은 직사각형 모양으로 이루어지고, 상기 제2냉각홀은 원 모양으로 이루어질 수 있다.In an embodiment of the present invention, the first cooling hole may have a rectangular shape, and the second cooling hole may have a circular shape.
본 발명의 일 실시예에서 상기 제1냉각홀은 원 또는 타원 모양으로 이루어지고, 상기 제2냉각홀은 원 또는 타원 모양으로 이루어질 수 있다.In an embodiment of the present invention, the first cooling hole may be formed in a circle or oval shape, and the second cooling hole may be formed in a circle or ellipse shape.
본 발명의 일 실시예에서 상기 제1냉각홀은 직사각형 모양으로 이루어지고, 상기 제2냉각홀은 직사각형 모양으로 이루어질 수 있다.In an embodiment of the present invention, the first cooling hole may have a rectangular shape, and the second cooling hole may have a rectangular shape.
본 발명의 일 실시예에 따른 미터링 플레이트는 상기 제2냉각홀의 리딩 에지 쪽 상면에 구비되어 리딩 에지 부위로 냉기를 전도하는 전도체를 더 포함할 수 있다.The metering plate according to an embodiment of the present invention may further include a conductor provided on an upper surface of the second cooling hole toward the leading edge to conduct cold air to the leading edge.
본 발명의 일 실시예에 따른 제2냉각홀은 리딩 에지 쪽으로 기울어지게 형성될 수 있다.The second cooling hole according to an embodiment of the present invention may be formed to be inclined toward the leading edge.
본 발명의 일 실시예에 따른 미터링 플레이트는 상기 제2냉각홀의 트레일링 에지 쪽 상면에 구비되어 리딩 에지 부위로 냉각 유체를 안내하는 가이드부를 더 포함할 수 있다.The metering plate according to an embodiment of the present invention may further include a guide portion provided on an upper surface of the second cooling hole toward the trailing edge to guide the cooling fluid to the leading edge portion.
본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈은, 외부 공기를 흡입하여 압축하는 압축기; 상기 압축기에서 압축된 공기에 연료를 혼합하여 연소시키는 연소기; 및 내부에 터빈 블레이드와 터빈 베인이 장착되며, 상기 연소기로부터 배출되는 연소 가스에 의해 상기 터빈 블레이드가 회전하는 터빈;을 포함하며, 상기 터빈 베인은, 리딩 에지와 트레일링 에지를 포함하는 에어포일을 형성하는 측벽; 측벽의 내부 공간을 구획하여 복수의 냉각 채널을 형성하는 격벽; 및 상기 복수의 냉각 채널의 유입부를 막고 각 냉각 채널과 연통하는 냉각홀이 형성된 미터링 플레이트를 포함하고, 상기 미터링 플레이트는, 상기 복수의 냉각 채널의 각 유입부에 형성되는 제1냉각홀과, 상기 복수의 냉각 채널 중 리딩 에지에 접하는 냉각 채널의 유입부에서 리딩 에지에 가까운 부위에 형성되는 제2냉각홀을 포함할 수 있다.A gas turbine according to an embodiment of the present invention includes: a compressor for suctioning and compressing external air; A combustor for combusting by mixing fuel with air compressed by the compressor; And a turbine having a turbine blade and a turbine vane mounted therein, wherein the turbine blade rotates by combustion gas discharged from the combustor, wherein the turbine vane includes an airfoil including a leading edge and a trailing edge. Forming sidewalls; A partition wall defining an inner space of the sidewall to form a plurality of cooling channels; And a metering plate having a cooling hole formed at each inlet portion of the plurality of cooling channels and blocking the inlet portions of the plurality of cooling channels, wherein the metering plate comprises: a first cooling hole formed at each inlet portion of the plurality of cooling channels; Among the plurality of cooling channels, a second cooling hole formed at a portion close to the leading edge at an inlet portion of the cooling channel in contact with the leading edge may be included.
본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈은, 외부 공기를 흡입하여 압축하는 압축기; 상기 압축기에서 압축된 공기에 연료를 혼합하여 연소시키는 연소기; 및 내부에 터빈 블레이드가 장착되며, 상기 연소기로부터 배출되는 연소 가스에 의해 상기 터빈 블레이드가 회전하는 터빈;을 포함하며, 상기 터빈 블레이드는, 리딩 에지와 트레일링 에지를 포함하는 에어포일을 형성하는 측벽; 측벽의 내부 공간을 구획하여 복수의 냉각 채널을 형성하는 격벽; 및 상기 복수의 냉각 채널의 유입부를 막고 각 냉각 채널과 연통하는 냉각홀이 형성된 미터링 플레이트를 포함하고, 상기 미터링 플레이트는, 상기 복수의 냉각 채널의 각 유입부에 형성되는 제1냉각홀과, 상기 복수의 냉각 채널 중 리딩 에지에 접하는 냉각 채널의 유입부에서 리딩 에지에 가까운 부위에 형성되는 제2냉각홀을 포함할 수 있다.A gas turbine according to an embodiment of the present invention includes: a compressor for suctioning and compressing external air; A combustor for combusting by mixing fuel with air compressed by the compressor; And a turbine having a turbine blade mounted therein and rotating the turbine blade by combustion gas discharged from the combustor, wherein the turbine blade includes a side wall forming an airfoil including a leading edge and a trailing edge. ; A partition wall defining an inner space of the sidewall to form a plurality of cooling channels; And a metering plate having a cooling hole formed at each inlet portion of the plurality of cooling channels and blocking the inlet portions of the plurality of cooling channels, wherein the metering plate comprises: a first cooling hole formed at each inlet portion of the plurality of cooling channels; Among the plurality of cooling channels, a second cooling hole formed at a portion close to the leading edge at an inlet portion of the cooling channel in contact with the leading edge may be included.
본 발명의 실시 형태에 따르면, 리딩 에지의 하단 전연부에 냉각 유체가 충분히 유입되어 냉각 성능을 향상할 수 있다.According to an embodiment of the present invention, cooling fluid is sufficiently introduced into the lower leading edge of the leading edge, thereby improving cooling performance.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 일부 절개 사시도이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 개략적인 구조를 나타내는 단면도이다.
도 3은 도 2의 터빈 로터 디스크를 나타내는 분해 사시도이다.
도 4는 종래기술에 따른 터빈 베인 또는 터빈 블레이드를 나타내는 단면도이다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 베인 또는 터빈 블레이드를 나타내는 단면도이다.
도 6은 미터링 플레이트의 다른 실시예들을 나타내는 도면들이다.
도 7 내지 도 9는 터빈 베인 또는 터빈 블레이드의 다른 실시예들을 나타내는 도면들이다.1 is a partially cut-away perspective view of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
2 is a cross-sectional view showing a schematic structure of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
3 is an exploded perspective view showing the turbine rotor disk of FIG. 2.
4 is a cross-sectional view showing a turbine vane or turbine blade according to the prior art.
5 is a cross-sectional view showing a turbine vane or turbine blade according to an embodiment of the present invention.
6 is a diagram showing other embodiments of the metering plate.
7 to 9 are views showing other embodiments of a turbine vane or turbine blade.
본 발명은 다양한 변환을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는 바, 특정 실시예를 예시하고 상세한 설명에 상세하게 설명하고자 한다. 그러나, 이는 본 발명을 특정한 실시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변환, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.The present invention is intended to illustrate specific embodiments and to be described in detail in the detailed description, since various transformations can be applied and various embodiments can be provided. However, this is not intended to limit the present invention to a specific embodiment, it is to be understood to include all conversions, equivalents, and substitutes included in the spirit and scope of the present invention.
본 발명에서 사용한 용어는 단지 특정한 실시예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다. 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 발명에서, '포함하다' 또는 '가지다' 등의 용어는 명세서상에 기재된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다.The terms used in the present invention are only used to describe specific embodiments, and are not intended to limit the present invention. Singular expressions include plural expressions unless the context clearly indicates otherwise. In the present invention, terms such as'comprise' or'have' are intended to designate the presence of features, numbers, steps, actions, components, parts, or combinations thereof described in the specification, but one or more other features. It is to be understood that the presence or addition of elements or numbers, steps, actions, components, parts, or combinations thereof, does not preclude in advance.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예들을 상세히 설명한다. 이 때, 첨부된 도면에서 동일한 구성 요소는 가능한 동일한 부호로 나타내고 있음에 유의한다. 또한, 본 발명의 요지를 흐리게 할 수 있는 공지 기능 및 구성에 대한 상세한 설명은 생략할 것이다. 마찬가지 이유로 첨부 도면에 있어서 일부 구성요소는 과장되거나 생략되거나 개략적으로 도시되었다.Hereinafter, exemplary embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. In this case, it should be noted that in the accompanying drawings, the same components are indicated by the same reference numerals as possible. In addition, detailed descriptions of known functions and configurations that may obscure the subject matter of the present invention will be omitted. For the same reason, some components in the accompanying drawings are exaggerated, omitted, or schematically illustrated.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 일부 절개 사시도이고, 도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 개략적인 구조를 나타내는 단면도이며, 도 3은 도 2의 터빈 로터 디스크를 나타내는 분해 사시도이다.1 is a partially cut-away perspective view of a gas turbine according to an embodiment of the present invention, FIG. 2 is a cross-sectional view showing a schematic structure of a gas turbine according to an embodiment of the present invention, and FIG. 3 is a turbine rotor disk of FIG. It is an exploded perspective view showing.
도 1에 도시된 바와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈(1000)은 압축기(1100), 연소기(1200), 터빈(1300)을 포함한다. 압축기(1100)는 방사상으로 설치된 다수의 블레이드(1110)를 구비한다. 압축기(1100)는 블레이드(1110)를 회전시키며, 블레이드(1110)의 회전에 의해 공기가 압축되면서 이동한다. 블레이드(1110)의 크기 및 설치 각도는 설치 위치에 따라 달라질 수 있다. 일 실시예에서 압축기(1100)는 터빈(1300)과 직접 또는 간접적으로 연결되어, 터빈(1300)에서 발생되는 동력의 일부를 전달받아 블레이드(1110)의 회전에 이용할 수 있다.As shown in FIG. 1, a
압축기(1100)에서 압축된 공기는 연소기(1200)로 이동한다. 연소기(1200)는 환형으로 배치되는 복수의 연소 챔버(1210)와 연료 노즐 모듈(1220)을 포함한다.Air compressed by the
도 2에 도시된 바와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈(1000)은 하우징(1010)을 구비하고 있고, 하우징(1010)의 후측에는 터빈을 통과한 연소 가스가 배출되는 디퓨져(1400)가 구비되어 있다. 그리고, 디퓨져(1400)의 앞쪽으로 압축된 공기를 공급받아 연소시키는 연소기(1200)가 배치된다.As shown in FIG. 2, the
공기의 흐름 방향을 기준으로 설명하면, 하우징(1010)의 상류측에 압축기 섹션(1100)이 위치하고, 하류 측에 터빈 섹션(1300)이 배치된다. 그리고, 압축기 섹션(1100)과 터빈 섹션(1300)의 사이에는 터빈 섹션(1300)에서 발생된 회전토크를 압축기 섹션(1100)으로 전달하는 토크 전달부재로서의 토크튜브 유닛(1500)이 배치되어 있다. Referring to the air flow direction, the
상기 압축기 섹션(1100)에는 복수(예를 들어 14매)의 압축기 로터 디스크(1120)가 구비되고, 상기 각각의 압축기 로터 디스크(1120)들은 타이로드(1600)에 의해서 축 방향으로 이격되지 않도록 체결되어 있다.The
구체적으로, 상기 각각의 압축기 로터 디스크(1120)는 회전축을 구성하는 타이로드(1600)가 대략 중앙을 관통한 상태로 서로 축 방향을 따라서 정렬되어 있다. 여기서, 이웃한 각각의 압축기 로터 디스크(1120)는 대향하는 면이 상기 타이로드(1600)에 의해 압착되어, 상대 회전이 불가능하도록 배치된다.Specifically, each of the
상기 압축기 로터 디스크(1120)의 외주면에는 복수 개의 블레이드(1110)가 방사상으로 결합되어 있다. 각각의 블레이드(1110)는 도브테일부(1112)를 구비하여 상기 압축기 로터 디스크(1120)에 체결된다.A plurality of
상기 각각의 로터 디스크(1120)의 사이에는 상기 하우징에 고정되어 배치되는 베인(미도시)이 위치한다. 상기 베인은 상기 로터 디스크와는 달리 회전하지 않도록 고정되며, 압축기 로터 디스크의 블레이드를 통과한 압축 공기의 흐름을 정렬하여 하류측에 위치하는 로터 디스크의 블레이드로 공기를 안내하는 역할을 하게 된다.A vane (not shown) fixed to the housing is positioned between the
상기 도브테일부(1112)의 체결방식은 탄젠셜 타입(tangential type)과 액셜 타입(axial type)이 있다. 이는 상용되는 가스 터빈의 필요 구조에 따라 선택될 수 있으며, 통상적으로 알려진 도브테일 또는 전나무 형태(Fir-tree)를 가질 수 있다. 경우에 따라서는, 상기 형태 외의 다른 체결장치, 예를 들어 키이 또는 볼트 등의 고정구를 이용하여 상기 블레이드를 로터 디스크에 체결할 수 있다.The
상기 타이로드(1600)는 상기 복수 개의 압축기 로터 디스크(1120) 및 터빈 로터 디스크(1320)들의 중심부를 관통하도록 배치되어 있으며, 상기 타이로드(1600)는 하나 또는 복수의 타이로드로 구성될 수 있다. 상기 타이로드(1600)의 일측 단부는 최상류측에 위치한 압축기 로터 디스크 내에 체결되고, 상기 타이로드(1600)의 타측 단부는 고정 너트(1450)에 의해 체결된다.The
상기 타이로드(1600)의 형태는 가스 터빈에 따라 다양한 구조로 이뤄질 수 있으므로, 반드시 도 2에 제시된 형태로 한정될 것은 아니다. 즉, 도시된 바와 같이 하나의 타이로드가 로터 디스크의 중앙부를 관통하는 형태를 가질 수도 있고, 복수 개의 타이로드가 원주상으로 배치되는 형태를 가질 수도 있으며, 이들의 혼용도 가능하다.The shape of the
도시되지는 않았으나, 가스 터빈의 압축기에는 유체의 압력을 높이고 난 후 연소기 입구로 들어가는 유체의 유동각을 설계 유동각으로 맞추기 위하여 디퓨져(diffuser)의 다음 위치에 안내깃 역할을 하는 베인이 설치될 수 있으며, 이를 디스윌러(deswirler)라고 한다.Although not shown, in the compressor of the gas turbine, a vane serving as a guide blade may be installed at the next position of the diffuser in order to adjust the flow angle of the fluid entering the inlet of the combustor to the design flow angle after increasing the pressure of the fluid. And this is called a deswirler.
상기 연소기(1200)에서는 유입된 압축공기를 연료와 혼합, 연소시켜 높은 에너지의 고온, 고압 연소 가스를 만들어 내며, 등압연소과정으로 연소기 및 터빈 부품이 견딜 수 있는 내열한도까지 연소 가스 온도를 높이게 된다.The
가스 터빈의 연소시스템을 구성하는 연소기는 셀 형태로 형성되는 하우징 내에 다수가 배열될 수 있으며, 연료분사노즐 등을 포함하는 버너(Burner)와, 연소실을 형성하는 연소기 라이너(Combuster Liner), 그리고 연소기와 터빈의 연결부가 되는 트랜지션 피스(Transition Piece)를 포함하여 구성된다.A number of combustors constituting the combustion system of a gas turbine can be arranged in a housing formed in a cell shape, a burner including a fuel injection nozzle, etc., a combustor liner forming a combustion chamber, and a combustor. It is configured to include a transition piece (Transition Piece) that becomes the connection part of the turbine and.
구체적으로, 상기 라이너는 연료노즐에 의해 분사되는 연료가 압축기의 압축공기와 혼합되어 연소되는 연소공간을 제공한다. 이러한 라이너는, 공기와 혼합된 연료가 연소되는 연소공간을 제공하는 화염통과, 화염통을 감싸면서 환형공간을 형성하는 플로우 슬리브를 포함할 수 있다. 또한 라이너의 전단에는 연료노즐이 결합되며, 측벽에는 점화플러그가 결합된다.Specifically, the liner provides a combustion space in which fuel injected by a fuel nozzle is mixed with compressed air of a compressor and burned. The liner may include a flame barrel providing a combustion space in which fuel mixed with air is combusted, and a flow sleeve surrounding the flame barrel and forming an annular space. In addition, the fuel nozzle is coupled to the front end of the liner, and the spark plug is coupled to the side wall.
한편 라이너의 후단에는, 점화플러그에 의해 연소되는 연소 가스를 터빈 측으로 보낼 수 있도록 트랜지션피스가 연결된다. 이러한 트랜지션피스는, 연소 가스의 높은 온도에 의한 파손이 방지되도록 외벽부가 압축기로부터 공급되는 압축공기에 의해 냉각된다.On the other hand, at the rear end of the liner, a transition piece is connected to send the combustion gas burned by the spark plug to the turbine side. In such a transition piece, the outer wall portion is cooled by compressed air supplied from a compressor so as to prevent breakage of the combustion gas due to high temperature.
이를 위해 상기 트랜지션피스에는 공기를 내부로 분사시킬 수 있도록 냉각을 위한 홀들이 마련되며, 압축공기는 홀들을 통해 내부에 있는 본체를 냉각시킨 후 라이너 측으로 유동된다.To this end, holes for cooling are provided in the transition piece to inject air into the inside, and compressed air flows toward the liner after cooling the body inside through the holes.
상기 라이너의 환형공간에는 전술한 트랜지션피스를 냉각시킨 냉각공기가 유동되며, 라이너의 외벽에는 플로우 슬리브의 외부에서 압축공기가 플로우 슬리브에 마련되는 냉각 홀들을 통해 냉각공기로 제공되어 충돌할 수 있다.Cooling air cooled by cooling the above-described transition piece flows in the annular space of the liner, and compressed air from the outside of the flow sleeve is provided as cooling air through cooling holes provided in the flow sleeve to collide with the outer wall of the liner.
한편, 상기 연소기에서 나온 고온, 고압의 연소 가스는 상술한 터빈(1300)으로 공급된다. 공급된 고온 고압의 연소 가스가 팽창하면서 터빈의 회전날개에 충돌하여, 반동력을 주어 회전 토크가 야기되고, 이렇게 얻어진 회전 토크는 상술한 토크튜브를 거쳐 압축기으로 전달되고, 압축기 구동에 필요한 동력을 초과하는 동력은 발전기 등을 구동하는데 쓰이게 된다.Meanwhile, the high-temperature, high-pressure combustion gas from the combustor is supplied to the
상기 터빈(1300)은 기본적으로는 압축기의 구조와 유사하다. 즉, 상기 터빈(1300)에도 압축기의 압축기 로터 디스크와 유사한 복수의 터빈 로터 디스크(1320)가 구비된다. 따라서, 상기 터빈 로터 디스크(1320) 역시, 방사상으로 배치되는 복수 개의 터빈 블레이드(1340)를 포함한다. 터빈 블레이드(1340) 역시 도브테일 등의 방식으로 터빈 로터 디스크(1320)에 결합될 수 있다. 아울러, 터빈 로터 디스크(1320)의 블레이드(1340)의 사이에도 하우징에 고정되는 터빈 베인(미도시)이 구비되어, 블레이드를 통과한 연소 가스의 흐름 방향을 가이드하게 된다.The
도 3을 참조하면, 상기 터빈 로터 디스크(1320)는 대략 원판 형태를 가지고 있고, 그 외주부에는 복수 개의 결합 슬롯(1322)이 형성되어 있다. 상기 결합 슬롯(1322)은 전나무(fir-tree) 형태의 굴곡면을 갖도록 형성된다.Referring to FIG. 3, the
상기 결합 슬롯(1322)에 터빈 블레이드(1340)가 체결된다. 도 3에서, 상기 터빈 블레이드(1340)는 대략 중앙부에 평판 형태의 플랫폼부(1341)를 갖는다. 상기 플랫폼부(1341)는 이웃한 터빈 블레이드의 플랫폼부(1341)와 그 측면이 서로 접하여 블레이드들 사이의 간격을 유지시키는 역할을 한다.The
상기 플랫폼부(1341)의 저면에는 루트부(1342)가 형성된다. 상기 루트부(1342)는 상술한 로터 디스크(1320)의 결합 슬롯(1322)에 상기 로터 디스크(1320)의 축방향을 따라서 삽입되는, 액셜 타입(axial-type)의 형태를 갖는다.A
상기 루트부(1342)는 대략 전나무 형태의 굴곡부를 가지며, 이는 상기 결합 슬롯에 형성된 굴곡부의 형태와 상응하도록 형성된다. 여기서, 상기 루트부의 결합구조는 반드시 전나무 형태를 가질 필요는 없고, 도브테일 형태를 갖도록 형성될 수도 있다.The
상기 플랫폼부(1341)의 상부면에는 블레이드부(1343)가 형성된다. 상기 블레이드부(1343)는 가스 터빈의 사양에 따라 최적화된 익형을 갖도록 형성되고, 연소 가스의 흐름 방향을 기준으로 상류측에 배치되는 리딩 엣지와 하류측에 배치되는 트레일링 엣지를 갖는다.A
여기서, 상기 압축기의 블레이드와는 달리, 터빈의 블레이드는 고온고압의 연소 가스와 직접 접촉하게 된다. 상기 연소 가스의 온도는 1700℃℃에 달할 정도의 고온이기 때문에 냉각 수단을 필요로 하게 된다. 이를 위해서, 상기 압축기의 일부 개소에서 압축된 공기를 추기하여 터빈측 블레이드로 공급하는 냉각 유로를 갖게 된다.Here, unlike the blades of the compressor, the blades of the turbine are in direct contact with the high temperature and high pressure combustion gas. Since the temperature of the combustion gas is high enough to reach 1700°C, a cooling means is required. To this end, it has a cooling flow path for extracting compressed air from a portion of the compressor and supplying it to the turbine-side blades.
상기 냉각 유로는 상기 하우징 외부에서 연장되거나(외부 유로), 상기 로터 디스크의 내부를 관통하여 연장될 수 있고(내부 유로), 외부 및 내부 유로를 모두 사용할 수도 있다. 도 3에서, 상기 블레이드부의 표면에는 다수의 필름 쿨링홀(1344)이 형성되는데, 상기 필름쿨링홀(1344)들은 상기 블레이드부(1343)의 내부에 형성되는 쿨링 유로(미도시)와 연통되어 냉각 공기를 상기 블레이드부(1343)의 표면에 공급하는 역할을 하게 된다.The cooling flow path may extend outside the housing (external flow path) or extend through the inside of the rotor disk (internal flow path), and both external and internal flow paths may be used. In FIG. 3, a plurality of
한편, 상기 터빈의 블레이드부(1343)는 상기 하우징의 내부에서 연소 가스에 의해 회전하게 되며, 블레이드부가 원활하게 회전할 수 있도록 상기 블레이드부(1343)의 끝단과 상기 하우징의 내면 사이에는 간극이 존재하게 된다. 다만, 상술한 바와 같이 상기 간극을 통해 연소 가스가 누설될 수 있으므로, 이를 차단하기 위한 실링 수단을 필요로 하게 된다.Meanwhile, the
터빈 베인과 터빈 블레이드는 공히 에어포일 형태로서, 리딩 에지, 트레일링 에지, 흡입면, 압력면으로 구성된다. 터빈 베인과 터빈 블레이드의 내부는 냉각 시스템을 형성하는 복잡한 미로 구조를 포함한다. 베인과 블레이드 내의 냉각 회로는 터빈 엔진의 압축기로부터의 냉각 유체, 예를 들어 공기를 수용하며, 베인과 블레이드 캐리어에 결합되도록 이루어진 베인과 블레이드의 단부를 통해 유체가 통과한다. 냉각 회로는 통상 비교적 균일한 온도에서 터빈 베인과 블레이드의 모든 면들을 유지할 수 있도록 설계된 다수의 유동 경로를 포함하며, 이들 냉각 회로를 통과하는 유체의 적어도 일부는 베인의 리딩 에지, 트레일링 에지, 흡입면, 압력면의 개구들을 통해 배출된다.The turbine vane and the turbine blade are both in the form of airfoils and are composed of a leading edge, trailing edge, suction surface, and pressure surface. The interior of the turbine vanes and turbine blades contains a complex maze structure forming a cooling system. The cooling circuit in the vanes and blades receives cooling fluid, for example air, from the compressor of the turbine engine, and the fluid passes through the ends of the vanes and blades adapted to be coupled to the vanes and blade carriers. The cooling circuit typically includes a number of flow paths designed to keep all sides of the turbine vanes and blades at a relatively uniform temperature, and at least some of the fluid passing through these cooling circuits is the leading edge, trailing edge, and suction of the vane. It is discharged through the openings of the face and pressure face.
베인과 블레이드 내부에는 냉각 회로를 구성하는 복수의 냉각 채널이 구비되고, 복수의 냉각 채널 입구측에는 미터링 플레이트가 구비된다. 미터링 플레이트에는 각 냉각 채널의 입구에 대응하는 냉각홀이 하나씩 형성된다.A plurality of cooling channels constituting a cooling circuit are provided inside the vanes and blades, and a metering plate is provided at an inlet side of the plurality of cooling channels. One cooling hole corresponding to the inlet of each cooling channel is formed in the metering plate.
그런데, 냉각 유체가 미터링 플레이트의 냉각홀을 통과하면서 강한 제트(jet)를 형성하는데, 특히 리딩 에지의 하단 전연부에 유동 정체 영역이 발생하기 때문에 리딩 에지 하단 전연부의 냉각 성능이 저하되는 문제점이 있었다.However, as the cooling fluid passes through the cooling hole of the metering plate, a strong jet is formed. In particular, there is a problem in that the cooling performance of the lower leading edge of the leading edge is deteriorated because a flow stagnation area occurs at the lower leading edge .
도 4는 종래기술에 따른 터빈 베인 또는 터빈 블레이드를 나타내는 단면도이고, 도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 베인 또는 터빈 블레이드를 나타내는 단면도이다.Figure 4 is a cross-sectional view showing a turbine vane or turbine blade according to the prior art, Figure 5 is a cross-sectional view showing a turbine vane or turbine blade according to an embodiment of the present invention.
도 4(a)는 터빈 베인 또는 터빈 블레이드의 하부를 나타내는 종단면도이고, 도 4(b)는 도 4(a)에서 미터링 플레이트(140)를 지나는 평면 A-A로 자른 단면도이다.FIG. 4(a) is a longitudinal sectional view showing a lower portion of a turbine vane or turbine blade, and FIG. 4(b) is a cross-sectional view taken along plane A-A passing through the
일반적으로, 터빈 베인 또는 터빈 블레이드(100)는, 리딩 에지(102)와 트레일링 에지(104)를 포함하는 에어포일(airfoil)을 형성하는 측벽과, 측벽의 내부 공간을 구획하여 복수의 냉각 채널(110, 120)을 형성하는 격벽(106)과, 복수의 냉각 채널의 유입부를 막고 각 냉각 채널과 연통하는 냉각홀(142)이 형성된 미터링 플레이트(140)를 포함한다.In general, the turbine vane or
도 3을 참조하면, 측벽의 에어포일에서 오목한 면이 압력면이 되고 볼록한 면이 흡입면이 된다.3, in the airfoil of the side wall, a concave surface becomes a pressure surface and a convex surface becomes a suction surface.
측벽의 내부 공간에 형성되는 냉각 채널은 도 4 및 도 5에서 하나의 격벽(106)에 의해 제1채널(110)과 제2채널(120)의 2개로 구획된 예가 도시되어 있으나, 냉각 채널은 3~10개 등의 다양한 개수와 형태로 형성될 수도 있다.The cooling channel formed in the inner space of the sidewall is illustrated in FIGS. 4 and 5 in which the
종래기술에 따른 미터링 플레이트(140)는 복수의 냉각 채널(110, 120)의 유입부에 결합되고, 미터링 플레이트(140)에 각 냉각 채널에 대응하여 냉각홀(142)이 하나씩 형성되어 있다.The
도 4에서 리딩 에지(102)에 접하는 제1채널(110)에 냉각 유체의 흐름이 화살표로 도시되어 있다. 종래의 경우, 리딩 에지(102)의 하단 전연부, 즉 도 4에서 "C" 부위로는 냉각 유체가 제대로 공급되지 않기 때문에, "C" 부위가 충분히 냉각되지 못하는 문제가 생길 수 있다.In FIG. 4, the flow of the cooling fluid in the
반면에, 도 5에 도시된 본 발명의 미터링 플레이트(150)는 복수의 냉각 채널(110)의 각 유입부에 형성되는 제1냉각홀(152)과, 복수의 냉각 채널 중 리딩 에지(102)에 접하는 냉각 채널(110)의 유입부에서 리딩 에지(102)에 가까운 부위에 형성되는 제2냉각홀(154)을 포함한다.On the other hand, the
도 5(a)는 터빈 베인 또는 터빈 블레이드의 하부를 나타내는 종단면도이고, 도 5(b)는 도 5(a)에서 미터링 플레이트(150)를 지나는 평면 B-B로 자른 단면도이다.FIG. 5(a) is a longitudinal sectional view showing the lower part of the turbine vane or turbine blade, and FIG. 5(b) is a cross-sectional view taken along plane B-B passing through the
도 5의 본 발명에서도 제1채널(110)과 제2채널(120)이 도시되어 있는데, 냉각 채널의 개수는 더 많이 형성될 수 있다.In the present invention of FIG. 5, the
상기 미터링 플레이트(150)에서 제2채널(120)의 유입부에는 하나의 냉각홀(152)이 형성되지만, 제1채널(110)의 유입부에는 유입부에 형성되는 제1냉각홀(152)뿐만 아니라, 냉각 채널(110)의 리딩 에지(102)에 가까운 부위에 형성되는 제2냉각홀(154)도 포함한다.In the
상기 제1채널(110)의 제1냉각홀(152)은 제2채널(120)의 냉각홀(152)과 동일한 크기로, 대응하는 위치인 채널 유입부의 중앙에 형성될 수 있다. 또한, 제1채널(110)의 제1냉각홀(152)은 제2채널(120)의 냉각홀(152)에 비해 약간 우측으로, 즉 트레일링 에지(104) 쪽으로 약간 이동한 위치에 형성될 수도 있고, 크기도 약간 작게 형성될 수도 있다.The
상기 제2냉각홀(154)은 미터링 플레이트(150)에서 리딩 에지(102)의 내측면에 가까운 위치에 형성되므로, 제2냉각홀(154)을 통해 유입되는 냉각 공기는 측벽(101)의 리딩 에지(102) 하부 부위를 충분히 냉각할 수 있다.Since the
도 5(b)에 도시된 바와 같이, 제1냉각홀(152)은 직사각형 모양으로 이루어지고, 제2냉각홀(154)은 원 모양으로 이루어질 수 있다.As shown in FIG. 5B, the
제1채널(110)과 제2채널(120)은 그 수평 단면이 전체적으로 길쭉한 사각형 모양으로 이루어지는 것이 일반적인바, 각 채널의 유입부에 형성되는 제1냉각홀(152)도 직사각형 모양으로 이루어질 수 있다.The
일반적으로 리딩 에지(102)의 내측면은 오목한 곡면으로 이루어지는바, 제2냉각홀(154)은 원 모양으로 이루어질 수 있다.In general, the inner surface of the
도 6에는 미터링 플레이트의 다른 실시예들이 도시되어 있다.In Figure 6 other embodiments of the metering plate are shown.
도 6(a)에 도시된 바와 같이, 제1냉각홀(152)은 직사각형 모양으로 이루어지고, 제2냉각홀(155)은 타원 모양으로 이루어질 수 있다.As shown in FIG. 6A, the
제2냉각홀(155)의 장축은 제1냉각홀(152)의 단변에 평행한 방향으로 배치될 수 있다.The long axis of the
여기서, 타원이라 함은 직사각형의 양측 단변에 반원이 일체로 연결된 형태도 포함할 수 있다.Here, the ellipse may also include a shape in which semicircles are integrally connected to both short sides of the rectangle.
도 6(b)에 도시된 바와 같이, 제1냉각홀(153)은 타원 모양으로 이루어지고, 제2냉각홀(155)도 타원 모양으로 이루어질 수 있다.As shown in FIG. 6B, the
도면에 도시하지는 않았으나, 일반적으로 측벽(101)과 격벽(106) 내부의 꺽이는 모서리 부분은 소정의 곡률반경으로 라운드지게 형성될 수 있다.Although not shown in the drawings, in general, the curved corner portions of the
또한, 터빈 베인 또는 터빈 블레이드(100)의 원주방향 단면은 미터링 플레이트(150)의 반대방향 단부로 갈수록 점점 작아지는 에어포일 형상으로 이루어질 수 있다.In addition, the circumferential cross section of the turbine vane or the
그래서, 제2냉각홀(155)은 물론, 제1냉각홀(153)도 타원 형상으로 이루어질 수 있다. 제2냉각홀(155)의 장축은 제1냉각홀(153)의 단축 길이와 동일하게 형성될 수 있다.Thus, the
그리고, 도 6(c)에 도시된 바와 같이, 제1냉각홀(152)은 직사각형 모양으로 이루어지고, 제2냉각홀(156)도 직사각형 모양으로 이루어질 수도 있다.Further, as shown in FIG. 6(c), the
제2냉각홀(156)의 장변은 제1냉각홀(152)의 단변과 동일한 길이로 형성될 수 있다.The long side of the
도 7 내지 도 9는 터빈 베인 또는 터빈 블레이드의 다른 실시예들을 나타낸다.7-9 show other embodiments of a turbine vane or turbine blade.
도 7에 도시된 바와 같이, 미터링 플레이트(150)는 제2냉각홀(154)의 리딩 에지(102) 쪽 상면에 구비되어 리딩 에지 부위로 냉기를 전도하는 전도체(160)를 더 포함할 수 있다.As shown in FIG. 7, the
전도체(160)는 미터링 플레이트(150)의 상면 중에서 제2냉각홀(154)의 리딩 에지(102) 쪽 가장자리로부터 리딩 에지(102)의 내측면 하부로 연장될 수 있다.The
도 7의 종단면도에서 전도체(160)는 직각삼각형의 단면 형태로 이루어지고, 미터링 플레이트(150)와 동일한 금속으로 일체로 형성될 수 있다. 전도체(160)의 상면은 상방으로 오목한 곡면으로 형성될 수도 있다.In the longitudinal sectional view of FIG. 7, the
이러한 전도체(160)에 의해 제2냉각홀(154)을 통해 유입되는 냉각 유체의 냉기가 리딩 에지(102) 쪽으로 더욱 원활하게 전달될 수 있다.The cold air of the cooling fluid introduced through the
도 8에 도시된 바와 같이, 제2냉각홀(157)은 리딩 에지(102) 쪽으로 기울어지게 형성될 수 있다.As shown in FIG. 8, the
미터링 플레이트(150)는 소정 두께를 가지므로 여기에 형성되는 제2냉각홀(157)을 리딩 에지(102) 쪽으로 기울어지게 형성함으로써, 제2냉각홀(157)을 통해 유입되는 냉각 유체가 리딩 에지(102)의 내측면 하단부를 향하여 유입되도록 할 수 있다.Since the
따라서, 단순히 수직으로 관통 형성된 도 5의 제2냉각홀(154)에 비해 도 8의 제2냉각홀(157)은 리딩 에지(102)의 내측면 하단부로 냉각 유체를 더 집중시킬 수 있으므로, 리딩 에지(102)의 하단부 냉각 효과를 증진할 수 있다.Therefore, compared to the
도 9에 도시된 바와 같이, 미터링 플레이트(150)는 제2냉각홀(154)의 트레일링 에지(104) 쪽 상면에 구비되어 리딩 에지(102) 부위로 냉각 유체를 안내하는 가이드부(170)를 더 포함할 수 있다.9, the
도 9에서 가이드부(170)는 미터링 플레이트(150)의 상면에서 제2냉각홀(154)의 우측 가장자리로부터 좌측 상방으로 연장될 수 있다.In FIG. 9, the
이 가이드부(170)는 제2냉각홀(154)을 통해 유입되는 냉각 유체를 리딩 에지(102)의 내측면 하단부로 향하도록 안내함으로써 리딩 에지(102)의 하단부 냉각 효과를 증진할 수 있다.The
도 9의 가이드부(170)는 도 7 또는 도 8의 실시예에도 동시에 적용될 수 있다. 또한, 도 7의 전도체(160)와 도 8의 경사진 제2냉각홀(157) 형태도 동시에 적용될 수 있다. 그리고, 도 7 내지 도 9의 미터링 플레이트(150)의 각 형태는 도 5 내지 도 6(c)의 실시예에도 동시에 적용될 수 있다.The
본 발명의 터빈 베인 또는 터빈 블레이드에 의하면, 리딩 에지의 하단 전연부에 냉각 유체가 충분히 유입되어 냉각 성능을 향상할 수 있다.According to the turbine vane or turbine blade of the present invention, cooling fluid is sufficiently introduced into the lower leading edge of the leading edge to improve cooling performance.
이상, 본 발명의 일 실시예에 대하여 설명하였으나, 해당 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 특허청구범위에 기재된 본 발명의 사상으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서, 구성 요소의 부가, 변경, 삭제 또는 추가 등에 의해 본 발명을 다양하게 수정 및 변경시킬 수 있을 것이며, 이 또한 본 발명의 권리범위 내에 포함된다고 할 것이다.As described above, one embodiment of the present invention has been described, but those of ordinary skill in the relevant technical field add, change, delete or add components within the scope not departing from the spirit of the present invention described in the claims. Various modifications and changes can be made to the present invention by means of the like, and it will be said that this is also included within the scope of the present invention.
1000: 가스터빈 1010: 하우징
1100: 압축기 1110: 압축기 블레이드
1112: 도브테일부 1120: 압축기 로터 디스크 유닛
1130: 압축기 냉각공기 공급유로 1200: 연소기
1300: 터빈 1320: 터빈 로터 디스크
1330: 터빈 베인 1340: 터빈 블레이드
1400: 디퓨져 1450: 고정너트
1500: 토크튜브 유닛 1600: 타이로드
100: 터빈 베인 또는 터빈 블레이드
102: 리딩 에지 104: 트레일링 에지
106: 격벽 110: 제1채널
120: 제2채널
140: 미터링 플레이트 142: 냉각홀
150: 미터링 플레이트 152: 제1냉각홀
154, 155, 156: 제2냉각홀 160: 전도체
170: 가이드부1000: gas turbine 1010: housing
1100: compressor 1110: compressor blade
1112: dovetail part 1120: compressor rotor disk unit
1130: compressor cooling air supply channel 1200: combustor
1300: turbine 1320: turbine rotor disk
1330: turbine vane 1340: turbine blade
1400: diffuser 1450: fixing nut
1500: torque tube unit 1600: tie rod
100: turbine vane or turbine blade
102: leading edge 104: trailing edge
106: bulkhead 110: first channel
120: second channel
140: metering plate 142: cooling hole
150: metering plate 152: first cooling hole
154, 155, 156: second cooling hole 160: conductor
170: guide part
Claims (18)
측벽의 내부 공간을 구획하여 복수의 냉각 채널을 형성하는 격벽; 및
상기 복수의 냉각 채널의 유입부를 막고 각 냉각 채널과 연통하는 냉각홀이 형성된 미터링 플레이트를 포함하고,
상기 미터링 플레이트는, 상기 복수의 냉각 채널의 각 유입부에 그 유입부의 면적보다 작게 형성되는 제1냉각홀과, 상기 복수의 냉각 채널 중 리딩 에지에 접하는 냉각 채널의 유입부에서 리딩 에지에 가까운 부위에 상기 제1냉각홀보다 작게 형성되는 제2냉각홀과, 상기 제2냉각홀의 리딩 에지 쪽 상면에 구비되어 리딩 에지 부위로 냉기를 전도하는 전도체를 포함하며,
상기 제2냉각홀을 통해 유입되는 냉각 공기는 상기 측벽의 리딩 에지 부위를 냉각하는 것을 특징으로 하는 터빈 베인.A sidewall forming an airfoil including a leading edge and a trailing edge;
A partition wall defining an inner space of the sidewall to form a plurality of cooling channels; And
And a metering plate formed with a cooling hole communicating with each cooling channel and blocking the inlet portions of the plurality of cooling channels,
The metering plate includes a first cooling hole formed at each inlet portion of the plurality of cooling channels smaller than an area of the inlet portion, and a portion of the plurality of cooling channels at the inlet portion of the cooling channel contacting the leading edge and close to the leading edge. And a second cooling hole formed smaller than the first cooling hole, and a conductor provided on an upper surface of the second cooling hole toward the leading edge to conduct cold air to the leading edge,
The turbine vane, characterized in that the cooling air introduced through the second cooling hole cools a leading edge portion of the sidewall.
상기 제1냉각홀은 직사각형 모양으로 이루어지고,
상기 제2냉각홀은 원 모양으로 이루어진 것을 특징으로 하는 터빈 베인.The method of claim 1,
The first cooling hole has a rectangular shape,
The second cooling hole is a turbine vane, characterized in that formed in a circular shape.
상기 제1냉각홀은 원 또는 타원 모양으로 이루어지고,
상기 제2냉각홀은 원 또는 타원 모양으로 이루어진 것을 특징으로 하는 터빈 베인.The method of claim 1,
The first cooling hole is formed in a circle or oval shape,
The second cooling hole is a turbine vane, characterized in that formed in a circular or oval shape.
상기 제1냉각홀은 직사각형 모양으로 이루어지고,
상기 제2냉각홀은 직사각형 모양으로 이루어진 것을 특징으로 하는 터빈 베인.The method of claim 1,
The first cooling hole has a rectangular shape,
The second cooling hole is a turbine vane, characterized in that formed in a rectangular shape.
상기 제2냉각홀은 리딩 에지 쪽으로 기울어지게 형성된 것을 특징으로 하는 터빈 베인.The method according to any one of claims 1 and 3 to 5,
The second cooling hole is a turbine vane, characterized in that formed inclined toward the leading edge.
측벽의 내부 공간을 구획하여 복수의 냉각 채널을 형성하는 격벽; 및
상기 복수의 냉각 채널의 유입부를 막고 각 냉각 채널과 연통하는 냉각홀이 형성된 미터링 플레이트를 포함하고,
상기 미터링 플레이트는, 상기 복수의 냉각 채널의 각 유입부에 그 유입부의 면적보다 작게 형성되는 제1냉각홀과, 상기 복수의 냉각 채널 중 리딩 에지에 접하는 냉각 채널의 유입부에서 리딩 에지에 가까운 부위에 상기 제1냉각홀보다 작게 형성되는 제2냉각홀과, 상기 제2냉각홀의 트레일링 에지 쪽 상면에 구비되어 리딩 에지 부위로 냉각 유체를 안내하는 가이드부를 포함하며,
상기 제2냉각홀을 통해 유입되는 냉각 공기는 상기 측벽의 리딩 에지 부위를 냉각하는 것을 특징으로 하는 터빈 베인.A sidewall forming an airfoil including a leading edge and a trailing edge;
A partition wall defining an inner space of the sidewall to form a plurality of cooling channels; And
And a metering plate formed with a cooling hole communicating with each cooling channel and blocking the inlet portions of the plurality of cooling channels,
The metering plate includes a first cooling hole formed at each inlet portion of the plurality of cooling channels smaller than an area of the inlet portion, and a portion of the plurality of cooling channels at the inlet portion of the cooling channel contacting the leading edge and close to the leading edge. A second cooling hole formed smaller than the first cooling hole, and a guide part provided on an upper surface of the second cooling hole toward the trailing edge to guide the cooling fluid to the leading edge,
The turbine vane, characterized in that the cooling air introduced through the second cooling hole cools a leading edge portion of the sidewall.
측벽의 내부 공간을 구획하여 복수의 냉각 채널을 형성하는 격벽; 및
상기 복수의 냉각 채널의 유입부를 막고 각 냉각 채널과 연통하는 냉각홀이 형성된 미터링 플레이트를 포함하고,
상기 미터링 플레이트는, 상기 복수의 냉각 채널의 각 유입부에 그 유입부의 면적보다 작게 형성되는 제1냉각홀과, 상기 복수의 냉각 채널 중 리딩 에지에 접하는 냉각 채널의 유입부에서 리딩 에지에 가까운 부위에 상기 제1냉각홀보다 작게 형성되는 제2냉각홀과, 상기 제2냉각홀의 리딩 에지 쪽 상면에 구비되어 리딩 에지 부위로 냉기를 전도하는 전도체를 포함하며,
상기 제2냉각홀을 통해 유입되는 냉각 공기는 상기 측벽의 리딩 에지 부위를 냉각하는 것을 특징으로 하는 터빈 블레이드.A sidewall forming an airfoil including a leading edge and a trailing edge;
A partition wall defining an inner space of the sidewall to form a plurality of cooling channels; And
And a metering plate formed with a cooling hole communicating with each cooling channel and blocking the inlet portions of the plurality of cooling channels,
The metering plate includes a first cooling hole formed at each inlet portion of the plurality of cooling channels smaller than an area of the inlet portion, and a portion of the plurality of cooling channels at the inlet portion of the cooling channel contacting the leading edge and close to the leading edge. And a second cooling hole formed smaller than the first cooling hole, and a conductor provided on an upper surface of the second cooling hole toward the leading edge to conduct cold air to the leading edge,
The cooling air introduced through the second cooling hole cools the leading edge portion of the side wall.
상기 제1냉각홀은 직사각형 모양으로 이루어지고,
상기 제2냉각홀은 원 모양으로 이루어진 것을 특징으로 하는 터빈 블레이드.The method of claim 9,
The first cooling hole has a rectangular shape,
The second cooling hole is a turbine blade, characterized in that formed in a circular shape.
상기 제1냉각홀은 원 또는 타원 모양으로 이루어지고,
상기 제2냉각홀은 원 또는 타원 모양으로 이루어진 것을 특징으로 하는 터빈 블레이드.The method of claim 9,
The first cooling hole is formed in a circle or oval shape,
The second cooling hole is a turbine blade, characterized in that formed in a circular or oval shape.
상기 제1냉각홀은 직사각형 모양으로 이루어지고,
상기 제2냉각홀은 직사각형 모양으로 이루어진 것을 특징으로 하는 터빈 블레이드.The method of claim 9,
The first cooling hole has a rectangular shape,
The second cooling hole is a turbine blade, characterized in that formed in a rectangular shape.
상기 제2냉각홀은 리딩 에지 쪽으로 기울어지게 형성된 것을 특징으로 하는 터빈 블레이드.The method according to any one of claims 9 and 11 to 13,
The second cooling hole is a turbine blade, characterized in that inclined toward the leading edge.
측벽의 내부 공간을 구획하여 복수의 냉각 채널을 형성하는 격벽; 및
상기 복수의 냉각 채널의 유입부를 막고 각 냉각 채널과 연통하는 냉각홀이 형성된 미터링 플레이트를 포함하고,
상기 미터링 플레이트는, 상기 복수의 냉각 채널의 각 유입부에 그 유입부의 면적보다 작게 형성되는 제1냉각홀과, 상기 복수의 냉각 채널 중 리딩 에지에 접하는 냉각 채널의 유입부에서 리딩 에지에 가까운 부위에 상기 제1냉각홀보다 작게 형성되는 제2냉각홀과, 상기 제2냉각홀의 트레일링 에지 쪽 상면에 구비되어 리딩 에지 부위로 냉각 유체를 안내하는 가이드부를 포함하며,
상기 제2냉각홀을 통해 유입되는 냉각 공기는 상기 측벽의 리딩 에지 부위를 냉각하는 것을 특징으로 하는 터빈 블레이드.A sidewall forming an airfoil including a leading edge and a trailing edge;
A partition wall defining an inner space of the sidewall to form a plurality of cooling channels; And
And a metering plate formed with a cooling hole communicating with each cooling channel and blocking the inlet portions of the plurality of cooling channels,
The metering plate includes a first cooling hole formed at each inlet portion of the plurality of cooling channels smaller than an area of the inlet portion, and a portion of the plurality of cooling channels at the inlet portion of the cooling channel contacting the leading edge and close to the leading edge. A second cooling hole formed smaller than the first cooling hole, and a guide part provided on an upper surface of the second cooling hole toward the trailing edge to guide the cooling fluid to the leading edge,
The cooling air introduced through the second cooling hole cools the leading edge portion of the side wall.
상기 압축기에서 압축된 공기에 연료를 혼합하여 연소시키는 연소기; 및
내부에 터빈 블레이드와 터빈 베인이 장착되며, 상기 연소기로부터 배출되는 연소 가스에 의해 상기 터빈 블레이드가 회전하는 터빈;을 포함하며,
상기 터빈 베인은,
리딩 에지와 트레일링 에지를 포함하는 에어포일을 형성하는 측벽;
측벽의 내부 공간을 구획하여 복수의 냉각 채널을 형성하는 격벽; 및
상기 복수의 냉각 채널의 유입부를 막고 각 냉각 채널과 연통하는 냉각홀이 형성된 미터링 플레이트를 포함하고,
상기 미터링 플레이트는, 상기 복수의 냉각 채널의 각 유입부에 그 유입부의 면적보다 작게 형성되는 제1냉각홀과, 상기 복수의 냉각 채널 중 리딩 에지에 접하는 냉각 채널의 유입부에서 리딩 에지에 가까운 부위에 상기 제1냉각홀보다 작게 형성되는 제2냉각홀과, 상기 제2냉각홀의 리딩 에지 쪽 상면에 구비되어 리딩 에지 부위로 냉기를 전도하는 전도체를 포함하며,
상기 제2냉각홀을 통해 유입되는 냉각 공기는 상기 측벽의 리딩 에지 부위를 냉각하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈.A compressor that suctions and compresses external air;
A combustor for combusting by mixing fuel with air compressed by the compressor; And
A turbine blade and a turbine vane are mounted therein, and the turbine blade rotates by combustion gas discharged from the combustor; and
The turbine vane,
A sidewall forming an airfoil including a leading edge and a trailing edge;
A partition wall defining an inner space of the sidewall to form a plurality of cooling channels; And
And a metering plate formed with a cooling hole communicating with each cooling channel and blocking the inlet portions of the plurality of cooling channels,
The metering plate includes a first cooling hole formed at each inlet portion of the plurality of cooling channels smaller than an area of the inlet portion, and a portion of the plurality of cooling channels at the inlet portion of the cooling channel contacting the leading edge and close to the leading edge. And a second cooling hole formed smaller than the first cooling hole, and a conductor provided on an upper surface of the second cooling hole toward the leading edge to conduct cold air to the leading edge,
The gas turbine, wherein the cooling air introduced through the second cooling hole cools a leading edge portion of the sidewall.
상기 압축기에서 압축된 공기에 연료를 혼합하여 연소시키는 연소기; 및
내부에 터빈 블레이드가 장착되며, 상기 연소기로부터 배출되는 연소 가스에 의해 상기 터빈 블레이드가 회전하는 터빈;을 포함하며,
상기 터빈 블레이드는,
리딩 에지와 트레일링 에지를 포함하는 에어포일을 형성하는 측벽;
측벽의 내부 공간을 구획하여 복수의 냉각 채널을 형성하는 격벽; 및
상기 복수의 냉각 채널의 유입부를 막고 각 냉각 채널과 연통하는 냉각홀이 형성된 미터링 플레이트를 포함하고,
상기 미터링 플레이트는, 상기 복수의 냉각 채널의 각 유입부에 그 유입부의 면적보다 작게 형성되는 제1냉각홀과, 상기 복수의 냉각 채널 중 리딩 에지에 접하는 냉각 채널의 유입부에서 리딩 에지에 가까운 부위에 상기 제1냉각홀보다 작게 형성되는 제2냉각홀과, 상기 제2냉각홀의 트레일링 에지 쪽 상면에 구비되어 리딩 에지 부위로 냉각 유체를 안내하는 가이드부를 포함하며,
상기 제2냉각홀을 통해 유입되는 냉각 공기는 상기 측벽의 리딩 에지 부위를 냉각하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈.A compressor that suctions and compresses external air;
A combustor for combusting by mixing fuel with air compressed by the compressor; And
Includes; a turbine blade is mounted therein, the turbine blade rotates by the combustion gas discharged from the combustor,
The turbine blade,
A sidewall forming an airfoil including a leading edge and a trailing edge;
A partition wall defining an inner space of the sidewall to form a plurality of cooling channels; And
And a metering plate formed with a cooling hole communicating with each cooling channel and blocking the inlet portions of the plurality of cooling channels,
The metering plate includes a first cooling hole formed at each inlet portion of the plurality of cooling channels smaller than an area of the inlet portion, and a portion of the plurality of cooling channels at the inlet portion of the cooling channel contacting the leading edge and close to the leading edge. A second cooling hole formed smaller than the first cooling hole, and a guide part provided on an upper surface of the second cooling hole toward the trailing edge to guide the cooling fluid to the leading edge,
The gas turbine, wherein the cooling air introduced through the second cooling hole cools a leading edge portion of the sidewall.
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Families Citing this family (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
KR102356488B1 (en) | 2020-08-21 | 2022-02-07 | 두산중공업 주식회사 | Turbine vane and gas turbine comprising the same |
KR102400013B1 (en) * | 2020-08-21 | 2022-05-18 | 두산에너빌리티 주식회사 | Assembling structure of compressor blade seal and Gas turbine comprising the same and Assembling method of compressor blade seal |
KR102502652B1 (en) * | 2020-10-23 | 2023-02-21 | 두산에너빌리티 주식회사 | Array impingement jet cooling structure with wavy channel |
CN113153459A (en) * | 2021-03-26 | 2021-07-23 | 西北工业大学 | Slot partition plate structure capable of improving cooling efficiency of front edge end wall of turbine stationary blade |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20070212228A1 (en) * | 2006-03-08 | 2007-09-13 | Snecma | Moving blade for a turbomachine, the blade having a common cooling air feed cavity |
US20170009590A1 (en) * | 2015-07-06 | 2017-01-12 | Siemens Aktiengesellschaft | Orifice element for turbine stator and/or rotor vanes |
KR101770068B1 (en) * | 2016-07-04 | 2017-08-21 | 두산중공업 주식회사 | Impingement cooling apparatus of the gas turbine |
Family Cites Families (16)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3706508A (en) * | 1971-04-16 | 1972-12-19 | Sean Lingwood | Transpiration cooled turbine blade with metered coolant flow |
US4820123A (en) * | 1988-04-25 | 1989-04-11 | United Technologies Corporation | Dirt removal means for air cooled blades |
DE68906594T2 (en) * | 1988-04-25 | 1993-08-26 | United Technologies Corp | DUST SEPARATOR FOR AN AIR COOLED SHOVEL. |
US5279111A (en) * | 1992-08-27 | 1994-01-18 | Inco Limited | Gas turbine cooling |
US6491496B2 (en) | 2001-02-23 | 2002-12-10 | General Electric Company | Turbine airfoil with metering plates for refresher holes |
US6416275B1 (en) * | 2001-05-30 | 2002-07-09 | Gary Michael Itzel | Recessed impingement insert metering plate for gas turbine nozzles |
US6929445B2 (en) * | 2003-10-22 | 2005-08-16 | General Electric Company | Split flow turbine nozzle |
US7097419B2 (en) * | 2004-07-26 | 2006-08-29 | General Electric Company | Common tip chamber blade |
US7270517B2 (en) * | 2005-10-06 | 2007-09-18 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine blade with vibration damper |
US8591189B2 (en) | 2006-11-20 | 2013-11-26 | General Electric Company | Bifeed serpentine cooled blade |
US8182221B1 (en) * | 2009-07-29 | 2012-05-22 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with tip sealing and cooling |
JP4841678B2 (en) * | 2010-04-15 | 2011-12-21 | 川崎重工業株式会社 | Turbine vane of gas turbine |
US20130081402A1 (en) * | 2011-10-03 | 2013-04-04 | General Electric Company | Turbomachine having a gas flow aeromechanic system and method |
WO2013141938A1 (en) * | 2011-12-30 | 2013-09-26 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Gas turbine engine tip clearance control |
US9945562B2 (en) * | 2015-12-22 | 2018-04-17 | General Electric Company | Staged fuel and air injection in combustion systems of gas turbines |
FR3052183B1 (en) | 2016-06-02 | 2020-03-06 | Safran Aircraft Engines | TURBINE BLADE COMPRISING A COOLING AIR INTAKE PORTION INCLUDING A HELICOIDAL ELEMENT FOR SWIRLING THE COOLING AIR |
-
2018
- 2018-10-16 KR KR1020180122953A patent/KR102152415B1/en active IP Right Grant
-
2019
- 2019-07-18 CN CN201910650194.2A patent/CN111058901B/en active Active
- 2019-08-16 US US16/543,337 patent/US11162371B2/en active Active
- 2019-09-05 DE DE102019123815.3A patent/DE102019123815A1/en active Pending
-
2021
- 2021-09-27 US US17/485,637 patent/US11525362B2/en active Active
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20070212228A1 (en) * | 2006-03-08 | 2007-09-13 | Snecma | Moving blade for a turbomachine, the blade having a common cooling air feed cavity |
US20170009590A1 (en) * | 2015-07-06 | 2017-01-12 | Siemens Aktiengesellschaft | Orifice element for turbine stator and/or rotor vanes |
KR101770068B1 (en) * | 2016-07-04 | 2017-08-21 | 두산중공업 주식회사 | Impingement cooling apparatus of the gas turbine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
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Legal Events
Date | Code | Title | Description |
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E601 | Decision to refuse application | ||
X091 | Application refused [patent] | ||
AMND | Amendment | ||
X701 | Decision to grant (after re-examination) | ||
GRNT | Written decision to grant |